CN117545694A

CN117545694A - 具有垂直起飞和着陆能力的混合固定角度旋翼无人驾驶飞行器

Info

Publication number: CN117545694A
Application number: CN202180099458.5A
Authority: CN
Inventors: V·费因弗伊特; S·洛巴诺夫
Original assignee: West Asia Aviation Fixture Co
Current assignee: West Asia Aviation Fixture Co
Priority date: 2021-06-15
Filing date: 2021-06-15
Publication date: 2024-02-09
Also published as: JP2024525179A; IL309301A; US20240286772A1; KR20240022565A; AU2021451146A1; BR112023026139A2; WO2022263879A1; EP4337526A1; CA3223043A1

Abstract

本公开涉及具有垂直起飞和着陆(VTOL)能力的混合无人飞行器(UAV)。具体而言，本公开涉及稳定的混合固定角度旋翼阵列UAV，其具有使用旋翼的悬停能力和使用固定翼的巡航能力的VTOL能力。

Description

具有垂直起飞和着陆能力的混合固定角度旋翼无人驾驶飞行器

技术领域

本公开涉及具有垂直起飞和着陆(VTOL)能力的混合无人飞行器(UAV)。具体而言，本发明涉及具有VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV。

背景技术

目前，UAV被开发用于完成广泛的专业任务，例如作战、监视、交付、搜索和救援行动、工业勘测和检查、建筑、采矿、储存、摄影测量、航空摄影、电影摄影和视频、直播、新闻采集、多光谱分析、森林植被、生物植物保护、资产周界检查、输电线路和管道检查、拦截其他UAV、大地测量和制图等。

通常，这些UAV是作为多用途运载平台开发的，用来运载各种货物和/或有效载荷。但是，UAV的任何特殊应用都取决于特殊的功能条件和要求，而这些条件和要求又取决于UAV的主要设计方案(为X或DFX设计)。在UAV确定DFX需求的因素中，包括诸如飞行持续时间、巡航高度、有效载荷类型和重量、悬停能力等。

然而，许多类型的UAV应用要求水平巡航飞行相当长的距离，同时具有VTOL能力。当没有专用跑道时，VTOL能力尤其重要，并且由于缺乏清晰的着陆空间，例如在城市环境、海洋船只、钻井平台、基本不平坦的地形等中，容纳这样的跑道是不可能的。

在本领域中，已知的多种结构类型的可转换飞行器已经用于载人航空，在各种模式下的飞行原理不同。特别是，所谓的“垂直升降飞机”是众所周知的，它由两个旋翼系统构成—升力和巡航，每一个都只在一种模式下工作。上述设计的缺点是推进单元的重量相对较高，并且由于非活动旋翼的附加阻力的产生而导致空气动力学特性的退化。

同样，已知所谓的“倾转旋翼”，通过将旋翼从垂直位置旋转(倾转)到水平配置来提供可变飞行模式，用于水平巡航飞行。还有已知的飞行器通过旋转安装有旋翼的机翼部件来提供可变的飞行模式。

上述UAV结构的缺点是过渡模式下飞行的不稳定性、提供旋转(倾斜)旋翼或机翼部件的传动系的结构复杂性和高重量。上述结构的比例也很小，因为随着质量尺寸特性的增加，旋翼的俯仰、滚动和扭矩也增加，这必须相对于垂直飞行平面在结构上加以克服。

同样，已知有所谓的“尾坐式”VTOL，这也已用于UAV，然而，一般来说，其相对运载能力较小，在起飞、着陆和悬停模式下，在高侧风环境下的操作具有挑战性。

因此，上述设计的共同缺点可以概括为：a)当从垂直转换到水平巡航飞行模式并返回时的飞机飞行的不稳定性，以及b)平衡飞机重心的困难，c)控制的复杂性和d)低可靠性。

在题为“Multipurpose aircraft”的WO2015/115913A1中公开了上述解决方案的示例，其具有带有位于机身之间的前部和后部结构构件面板的双机身配置，其中前部结构构件面板包括具有用于存储的隔室和发动机的机舱。所述的前部结构构件面板是固定翼的一部分，有助于平衡飞机的升力。

此外，USD822579的“design of aircraft”包括具有附接的右和左翼控制台的机舱、通过前突出支柱附接到机舱并通过机舱后面的翼型元件联接在一起的右和左纵向梁、具有位于机舱后面的推动转子的马达，其中每个纵向梁包括用于悬停模式的一排四个旋翼、位于机舱后面的梁的后面的垂直稳定器、起落架。所示飞机的缺点是包括两组旋翼，一组是推动式旋翼，位于机舱后部，用于提供飞机的水平巡航飞行，两排旋翼位于左右梁上，用于提供飞机的悬停模式，因此增加了飞机的重量，降低了能量效率和范围。

同样，题为“Aircraft having at least two aircraft fuselages and astructural member with arrangement with at least two wing sections that arenot connected to each other”的US9296478B2包括结构构件装置，具有至少两个非连接的翼部分和一个第二翼，其中结构构件装置和第二翼的连接区域布置成至少在飞机固定坐标系的X-Z平面上相对于彼此偏移。US9296478B2中描述的飞机是全尺寸的客机，提供水平巡航飞行，没有垂直起飞和着陆能力。

这里寻求解决现有技术的这些及其他缺点。

发明内容

在各种示例性实施方式中，公开了具有垂直起飞和着陆(VTOL)能力的混合无人飞行器(UAV)。具体而言，提供了具有增加的稳定性的VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV的示例性实施方式。

在一示例性实施方式中，本文提供了一种配置用于垂直起飞和着陆(VTOL)的无人驾驶飞行器(UAV)系统，包括：飞行器，该飞行器具有：一对细长弓形传动系构件，每个具有底端和顶端，并且每个限定底部拐点、中间拐点和顶部拐点；机身；限定纵向轴线的结构构件，该结构构件具有上表面和底表面，一对侧向端部从机身侧向延伸，并在每个侧向端部处联接到每个细长弓形传动系构件；一对第二翼，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件并从其侧向延伸，每个第二翼可操作地联接到结构构件；后水平倒置翼型件，具有顶面和横跨该对细长弓形传动系构件之间的间隙的底面，侧向端部在顶部拐点处联接到该对细长弓形传动系构件；以及可选地，稳定横杆，具有在底部拐点处联接到相应细长弓形传动系构件的一对侧向端部，其中每个细长传动系构件还包括从底部拐点向顶部延伸的第一VTOL旋翼和在中间拐点和顶部拐点之间从细长弓形传动系构件向底部延伸的第二VTOL旋翼。

在另一示例性实施方式中，本文提供了一种自主VTOL UAV，包括：第一自动驾驶模块，其收发UAV旋翼控制信号；第二自动驾驶模块，其接收固定翼控制信号；积分器模块；以及机载中央处理模块(CPM)，其与第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块和积分器模块通信，CPM包括至少一个处理器，并且还与其上存储有一组可执行指令的非暂时性存储器设备通信，指令配置为当被执行时使至少一个处理器自动：收发旋翼控制信号；接收固定翼控制信号；使用积分器模块计算应用于VTOL UAV的控制信号；并且将所述计算的控制信号应用于所述VTOL UAV旋翼控制。

当结合附图和示例阅读时，具有VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV的系统、方法和程序的这些和其他特征将从以下详细描述中变得明显，附图和示例是示例性的，而非限制性的。

附图说明

为了更好地理解具有VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV的系统、方法和程序，关于其示例性实施方式，参考所附示例和附图，其中：

图1A示出了具有VTOL能力的UAV的示例性实施方式的俯视透视图，图1B示出了其仰视透视图；

图2示出了一对传动系构件中的一个；

图3A示出了结构构件元件的顶部透视图，图3B示出了放大部分；

图4A示出了UAV的机身元件的顶部透视图，图4B示出了其底部透视图，图4C示出了机身的座舱部分，没有覆盖构件；

图5A示出了UAV的倒置翼型件，图5B示出了沿着图5A的线C-C截取的Y-Z横截面；

图6A示出了处于水平巡航飞行模式位置的UAV的侧视图，图6B示出了UAV在垂直着陆和起飞时悬停；以及

图7示出了具有VTOL能力的UAV的另一示例性实施方式的俯视透视图，没有图1A所示的稳定横杆和自动驾驶散热器。

具体实施方式

本文提供了具有VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV的系统、方法和程序的示例性实施方式。在某些示例性实施方式中，所公开的具有VTOL能力的混合固定和旋转翼UAV提供了改进的可控性，具有悬停和水平巡航飞行模式之间的无缝转换。悬停和水平巡航飞行模式之间的无缝转换例如通过以固定角度偏转安装在两个阵列中的旋翼来实现，其中一个前旋翼阵列以向上(顶部)方向安装，下一个后旋翼阵列以向下(底部)方向安装，并且UAV的重心位于旋翼轴对角线的交点处。UAV重心的位置和旋翼偏转角的值由这里提供的方程确定。

如图1A、1B中的示例性实施方式所示，具有第一旋翼阵列的前翼装置和具有第二旋翼(旋翼)阵列的后水平稳定器(换句话说，倒置翼型件)影响两个反作用推力分量，使得前翼装置的空气升力面积大于后水平稳定器空气升力面积产生的升力，形成自稳定空气动力系统。在图示的构型中，UAV的控制增加了机头俯仰，同时通过采用带有专用驱动器(后旋翼阵列)的功能升降舵减少了下推力。在本公开的上下文中，术语“旋翼”用于包括旋翼、螺旋桨和任何其他合适的旋转叶片或叶片型结构，其通过与周围介质(空气或流体)的相互作用向车辆施加力。多旋翼UAV10可以包括多个子系统，例如航空电子子系统、发电机组子系统、驱动一个或多个旋翼(例如螺旋桨)的一个或多个电子速度控制器(ESC)驱动马达。在一些示例性实施方式中，驱动马达可“联接”到旋翼/螺旋桨。也就是说，驱动马达适于能够联接到旋翼/螺旋桨的结构。

因此，提供了一种具有VTOL能力的混合UAV，其具有两个分离的承载纵向元件、至少一个前水平翼装置、后水平稳定器、多旋翼推进单元以及用于有效载荷和其他设备的机身。在某些示例性实施方式中，前翼装置包括没有中央翼部分的左右分离的翼部分，它们安装在承载纵向传动系元件的外侧。此外，承载纵向传动系元件可选地通过至少一个横向横杆加强件相互连接。

在本公开的上下文中，术语“横向加强件”或“稳定横杆”是指杆、棒或梁，或可操作来为前翼装置提供横向刚度的结构。可选地包括该元件，并且它的包括将取决于预定因素，例如有效载荷重量、预期的大气条件等。如图1B所示，弓形、向外展开的V形横杆的尺寸使得V形稳定器的顶点位于UAV重心的正下方，从而为UAV提供额外的稳定性。同样，在本公开的上下文中，术语“纵向元件”或“细长弓形传动系构件”是指承载元件，可操作用于提供结构刚度和用于安装设备或用于尾翼。术语“传动系”是指将安装在细长弓形传动系构件上的旋翼与动力源相互连接的机械和电气部件。

在本公开的上下文中，术语“可操作”意味着系统和/或设备和/或程序，或者某个元件或步骤是完全功能性的、大小合理的、适合的和校准的，包括用于并且满足适用的可操作性要求的元件，以在被激活、联接、实施、启动、影响、实现时，或者在可执行程序由与系统和/或设备相关的至少一个处理器执行时，执行所述功能。关于系统和电路，术语“可操作”意味着系统和/或电路是完全功能性的和校准的，包括逻辑，具有必要的硬件和固件，以及电路，并且满足适用的可操作性要求，以在由至少一个处理器执行时执行所述功能。

在另一示例性实施方式中，多旋翼推进单元包括至少四个旋翼(可与旋翼互换)。旋翼可以位于至少两个阵列中，第一阵列位于前翼装置的前方，第二阵列位于水平稳定器的前方。旋翼安装在纵向传动系元件上，具有固定偏转角β₁₁₀,β₁₂₀，并且与前翼装置的前缘和后水平稳定器的低压区之下具有预定间隙。第一旋翼阵列的旋转轴线向上，第二旋翼阵列的旋转轴线向下。

此外，UAV还包括后水平稳定器(或后水平倒置翼型件),其包括扰流器，并且可选地，在某些示例性实施方式中，包括带驱动装置的升降舵。扰流器被倒置并可操作以产生向下的空气动力(下推力)。此外，翼型件和旋翼尖端之间的气隙的尺寸适于最小化由转子产生的气流以及固定翼组件和后水平倒置翼型件上方和下方的气流的变形。

如进一步示出，例如在图6B中，在垂直起飞和着陆期间，UAV的重心直接设置在通过每个细长弓形传动系构件中的转子的旋转轴线画出的对角线的交点下方，虽然没有形成金字塔，但是在机身的每一侧，从而产生两个相交的推力分量，用于在VTOL模式下稳定UAV。

如图6A、6B所示，旋翼的固定偏转角可操作以在UAV的悬停和水平巡航飞行中提供飞行稳定性。由所公开的UAV系统提供的稳定性使用以下方程来确定：

其中：

-P_1v,P_2v—是前旋翼110、110’和后旋翼120、120’的垂直推力分量；

-L₁,L₂—位于垂直推力分量轴线和重心(COG)之间的力臂；

-β₁₁₀,β₁₂₀—产生正常旋翼止推P_1n,P_2n的旋翼设计偏转角的估计值，并且

-k—设计系数

如所指示，在悬停模式期间，稳定性由UAV上方的交点中的前旋翼110、110’和后旋翼120、120’的推力矢量的会聚提供，而UAV的COG位于交点下方，如图6B所示。

在某些示例性实施方式中，机身还包括自动驾驶系统和座舱，例如用于安装成像模块设备，或用于存储另一有效载荷。

可以设想，所公开的UAV可以按比例放大为载人飞行器，可操作以运载人员、乘客和机组人员以及有效载荷。

通过参考附图，可以更全面地理解这里公开的部件和设备。这些附图(在本文中也称为“图”)仅仅是基于展示本公开的便利性和简易性的示意性表示，并且因此不旨在指示设备或其部件的相对大小和尺寸、它们的相对大小关系和/或定义或限制示例性实施方式的范围。尽管为了清楚起见，在下面的描述中使用了特定的术语，但这些术语旨在仅指被选择用于在附图中说明的示例性实施方式的特定结构，而不旨在相对于说明书的其余部分来定义或限制本公开的范围。在附图和下面的描述中，应该理解的是，相同的附图标记表示相同功能的部件。同样，横截面是在具有XYZ轴的正交坐标系上表示的，因此Y轴表示前后，X轴表示左右，Z轴表示上下。

现在转到图1A-5B，示出了配置用于垂直起飞和着陆(VTOL)的无人驾驶飞行器(UAV)系统，包括：飞行器10，该飞行器包括：一对细长弓形传动系构件100、100’，每个具有底端101、101’，底垫1010、1010’可选地与之联接，以及顶端102、102’，并且每个限定底部拐点1001(例如参见图2)、中间拐点1002和顶部拐点1003；机身200；结构构件300，其限定纵向轴线X_L，(例如参见图3A、3B)具有上表面3003和底表面3004,一对侧向端盖3001、3002联接到从机身200侧向延伸的侧向部分3006、3007，并分别在每个侧向端盖3001、3002处联接到每个细长弓形传动系构件100、100’。还示出了一对第二翼400、400’，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件100、100’并从其侧向延伸，每个第二翼400、400’通过例如至少一个管319A、329A可操作地联接到结构构件300，管319A、329A可操作以通过孔1009A、1009A’联接部件，限定在每个细长弓形传动系构件100、100’中的开口1008(1008’)(例如参见图2)例如用于布线。

UAV10还包括后水平倒置翼型件500，其具有前缘5003和后缘5004，顶面5001和底面5002跨越该对细长弓形传动系构件100、100’之间的间隙，侧向端部5005、5005’在顶部拐点1003处或其附近联接到该对细长弓形传动系构件100、100’(例如参见图1B的安装垫1006)。还示出了可选的稳定横杆130，其具有一对侧向端部1300、1300’(例如参见图1A和1B)，该对侧向端部1300、1300’在底部拐点1001处或其附近联接到相应的细长弓形传动系构件100、100’，其中每个细长传动系构件100、100’还包括从底部拐点1001、1001’向顶部延伸的第一VTOL旋翼110、110’和在中间拐点1002、1002’和顶部拐点1003、1003’之间从细长弓形传动系构件100、100’向底部延伸的第二VTOL旋翼120、120’。如图7所示，在某些情况下，稳定横杆130没有结合到系统中，因此减少了UAV的重量(从而增加了航程)。

此外，如图2所示，每个细长弓形传动系构件100、100’还包括从中间拐点1002、1002’向背侧延伸至顶部拐点1003、1003’的背侧垂直稳定器(垂直翼型件)105、105’，以及设置在顶部拐点1003、1003’和顶端102、102’之间的腹侧水平稳定器106、106’。此外，如图2所示，每个细长弓形传动系构件100、100’还包括支撑构件103、103’，其具有从中间拐点1002、1002’向底部延伸的底端1031、1031’(例如垫)，可操作以在水平巡航飞行时形成水平基面101、101’、103’、103，并在垂直起降时形成水平平面103、102、102’、103’(例如参见图6B)。细长弓形传动系构件100、100’可以是整体轻质中空主体结构，由例如聚丙烯、ABS塑料或碳纤维/凯夫拉尔复合材料制成。

如进一步所示，旋翼110、110’、120、120’以预定偏转角β₁₁₀,β₁₂₀设置，使得在起飞时，尽管平面103、102、102’、103’，从每个旋翼110、120、110’、120’的旋转轴线形成的投影对角线垂直于UAV重心相交。在示例性实施方式中，β₁₂₀可以例如在约45°和约47°之间，而β₁₁₀可以在约41°和约43°之间，使得第一VTOL旋翼110、110’和第二VTOL旋翼120、120’各自以偏离垂直方向的预定偏转角β₁₁₀,β₁₂₀从细长弓形传动系构件100、100’延伸，其中第二VTOL旋翼120、120’以比第一VTOL旋翼110、110’偏转角β₁₁₀更大的偏转角β₁₂₀从细长弓形传动系构件延伸。此外，取决于各种参数，例如VTOL高度、有效载荷重量、大气条件等，旋翼叶片可以从例如在一示例性实施方式中直径为25.4cm、台阶约为11.4cm替换为直径约为28cm、台阶约为11.4cm的旋翼。如图2进一步所示，每个旋翼110、110’、120、120’安装在相应的安装垫1004、1005、1004’、1005’上。

现在转到图2-3B，示出了(符合空气动力学轮廓的)结构构件300，其具有侧向端盖3001、3002，前缘3008和后缘3009进一步限定中心区域310和远离中心区域310逐渐变细的一对侧部3006、3007，而中心区域310的上表面3100进一步限定前部3101和后部3102，后部3102进一步限定开口3103，可操作以容纳设备并与机身覆盖210通信(例如参见图4A)。如图3A所示，前部3101和后部3102高出结构构件300的上表面3003，形成预定拓扑。图3B中还示出了孔3105，其可操作以提供对结构构件300的访问，用于联接各种元件，例如压力传感器等(311，例如参见图1A)，例如下视激光雷达350(例如参见图1B)。

如图2、3A和3B进一步所示，每个端盖3001、3002可操作以容纳管319A、319B、329A、329B，在某些示例性实施方式中，管319A、319B、329A、329B的尺寸、结构和构造适于通过孔1009A、1009B、1009A’、1009B’联接第二翼部400、400’。同样，孔1011A、1011B、1011A’、1011B’配置成容纳保持器321A、321B、322A、322B(例如螺钉、棘爪)，从而将结构构件300联接到每个细长传动系构件100、100’。如进一步示出，每个端盖3001、3002还限定开口3021、3022，其配置成允许第二翼400、400’和机身200之间通过，例如布线。

现在转到图4A-4C，示出了机身200，包括：底部敞开覆盖构件210；以及座舱220，一起形成机舱。如图所示，具有前端2101和后端2102的底部敞开覆盖构件210包括鼻部211、遮篷部212和背部213，它们一起限定唇缘2105，唇缘2105形成开口，该开口的尺寸适于容纳由覆盖构件210和座舱220之间的结构构件300的前部3101和后部3102形成的中心区域310拓扑，而座舱220包括：后部敞开尾部2202，形成可操作以容纳动力单元260的隔室2205；顶部敞开前部2206，形成有效载荷室，尾部2205通过舱壁2207(未示出)与前部2206分开。

图4B中还示出了可选的开口221，其可用于使成像模块700能够观察地面。图4B中还示出了用于将具有底面2204的座舱220联接到横向稳定杆130的装置222(例如参见图1A)。联接装置可以是任何合适的装置，例如螺钉、杆、棘爪、拉链等。如图4C中进一步示出，具有前端2201、后端2202、底面2204和带有侧壁2208的顶面2203的座舱220在某些示例性实施方式中配置成具有由台阶2285分开的上甲板228和下甲板229。顶部敞开前部2206还示出了有效载荷240(这里是相机夹具，但可以是其他有效载荷类型)，在某些示例性实施方式中，动力单元释放杆226和调制解调器227可操作以与地面控制站通信。下甲板229还示出了自动驾驶模块230，冷却散热器250联接到下甲板229，联接装置2291i也是如此，其可操作以将座舱220联接到结构构件300中央部分310。充电端口2601以及到动力单元260的导线2600也被示出，如闭合扣223。而自动驾驶仪230提供自主飞行能力。在某些其他示例性实施方式中，UAV可被远程控制，并且散热器250将变得不必要，如图7中进一步所示。

现在转到图5A、5B，示出了具有负攻角的后水平倒置翼型件500，该负攻角在约-1.0°和-5.0°之间，例如在约-2°和约-3°之间。如图所示，在某些示例性实施方式中，翼展(S₅₀₀)与弦长(Ch₅₀₀)之间的比率可用于提高UAV的稳定性，并且可取决于例如设计参数，例如旋翼叶片的长度(防止流动扭曲)、保持最佳气隙以及由结构构件300和第二翼400、400’构成的固定翼组件及其翼展。

在示例性实施方式中，所公开的UAV用作具有VTOL能力的自主UAV。因此，这里提供了自主VTOL UAV10，包括：第一自动驾驶模块，收发(换句话说，可操作以发送和接收)UAV旋翼控制信号；接收固定翼控制信号的第二自动驾驶模块；积分器模块；以及与第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块和积分器模块通信的机载中央处理模块(CPM),该CPM包括至少一个处理器，并且还与其上存储有一组可执行指令的非暂时性存储器设备通信，该指令配置成当被执行时使至少一个处理器自动：收发旋翼控制信号；接收固定翼控制信号；使用积分器模块计算应用于VTOL UAV的控制信号；以及将所述计算的控制信号应用于所述VTOL UAV旋翼控制。因此，VTOL UAV包括：一对细长弓形传动系构件100、100’，每个具有底端101、101’和顶端102、102’，并且每个限定底部拐点1001、1001’、中间拐点1002、1002’和顶部拐点1003、1003’；机身200；结构构件300，限定纵向轴线X_L，具有上表面3006和底面3007，一对侧向端部3001、3002从机身200侧向延伸，并且分别在每个侧向端部3001、3002处联接到每个细长弓形传动系构件100、100’。一对第二翼400、400’可操作地联接到每个细长弓形传动系构件100、100’，并从其侧向延伸，每个第二翼400、400’可操作地联接到结构构件300的纵向轴线X_L，(例如通过可操作地容纳在孔1009A、1009B和1009A’、1009B’中的一对管(例如参见图2))。后水平倒置翼型件500，具有顶面5001和底面5002，横跨一对细长弓形传动系构件100、100’之间的间隙，侧向端部5005、5005’在顶部拐点1003安装1006处联接到该对细长弓形传动系构件100、100’，其中结构构件300、一对第二翼400、400’一起(具有管321A、321B、321A’、321B’、322A、322B、322A’、322B’[未示出])将每个第二翼400、400’通过限定在细长弓形构件100、100’中的孔1009A，1009B和1009A’、1009B’例如穿过限定在细长弓形构件100、100’中的开口1008[例如参见图2]联接到结构构件300，形成固定翼组件，使得固定翼组件和后水平倒置翼型件500可操作以传输多个控制信号。在某些示例性实施方式中，多个固定翼组件控制信号包括例如以下中的至少一个：压力、温度、固定翼上方的风速、俯仰角、滚转角和偏航角，其中一些可以使用天线141、142传输。根据任务，UAV10可以进一步可选地包括稳定横杆130，其具有在底部拐点1001处联接到相应细长弓形传动系构件100、100’的一对侧向端部1300、1300’(例如参见图2，1007)，其中每个细长传动系构件100、100’进一步包括从底部拐点1001、1001’向顶部延伸的第一VTOL旋翼110、110’和在中间拐点1002、1002’和顶部拐点1003、1003’之间从细长弓形传动系构件100、100’向底部延伸的第二VTOL旋翼120、120’，第一旋翼110、110’和第二旋翼120、120’可操作以收发多个旋翼控制信号，多个旋翼控制信号包括以下中的至少一个：压力、温度、地速、每分钟转数(RPM)和高度。

可选的稳定杆130被描绘为具有与其联接的天线141、142，可操作以根据需要向自动驾驶仪发送信号(例如参见图4C，230)。

这里公开的UAV系统可以是计算机化系统，还包括中央处理模块(CPM)；显示模块；以及用户界面模块。显示模块可以包括显示元件，显示元件可以包括用作显示器的任何类型的元件。典型示例是液晶显示器(LCD)。例如，LCD包括布置在液晶每一侧的透明电极板。然而，还有许多其他形式的显示器，例如OLED显示器和双稳态显示器。新的显示技术也在不断发展。因此，术语显示器应该被广泛地解释，并且不应与单一的显示器技术相关。此外，显示模块可以安装在电子设备的印刷电路板(PCB)上，布置在保护外壳内，并且显示模块通过布置在显示元件上并附接到外壳的玻璃或塑料板被保护免受损坏。

术语“通信”(及其派生词，例如第一部件与第二部件“通信”)及其语法变体用于表示两个或更多个部件或元件之间的结构、功能、机械、电、光学或流体关系，或其任意组合。这样，一个部件被称为与第二部件通信的事实并不旨在排除附加部件可以存在于第一和第二部件之间和/或与第一和第二部件可操作地关联或接合的可能性。此外，术语“电子通信”意味着在此描述的具有跨平台集成能力的多模式光电观察和瞄准系统的一个或多个部件处于有线或无线通信或互联网通信中，使得电子信号和信息可以在部件之间交换。

同样，术语“模块”被理解为包含有形实体，即物理构造的、具体配置的(例如硬连线的)或暂时(例如临时)配置的(例如编程的)实体，以特定方式操作或执行这里描述的任何操作的部分或全部。考虑模块被临时配置的示例，每个模块不需要在任何时刻被实例化。例如，在模块包括使用软件配置的通用硬件处理器的情况下，通用硬件处理器可以在不同时间配置为相应的不同模块。软件可以相应地配置硬件处理器，例如在一时刻构成特定模块，并且在不同时刻构成不同的模块。在一实施例中，公开和要求保护的系统的电子控制单元是电子控制模块(ECM)。

这里使用的术语“计算机可读介质”除了具有其普通含义之外，还指参与向处理器提供指令以供执行的任何介质。这种介质可以采取多种形式，包括但不限于非易失性介质和易失性介质。非暂时性介质可以是例如光盘或磁盘，例如存储设备。易失性介质包括动态存储器，例如主存储器。

这里描述的方法、程序和系统中使用的存储器设备可以是各种类型的存储设备或存储装置中的任何一种。术语“存储设备”旨在包含安装介质，例如CD-ROM、软盘或磁带设备；计算机系统存储器或随机存取存储器，例如DRAM、DDR RAM、SRAM、EDO RAM、Rambus RAM等；或者诸如磁介质的非易失性存储器，例如硬盘驱动器、光存储器或ROM、EPROM、闪存等。存储设备也可以包括其他类型的存储器或其组合。此外，存储介质可以位于执行程序的第一计算机(例如UAV机载CPM)中，和/或可以位于通过网络(例如蜂窝网络、卫星、无线网络或它们的组合(网状网络))连接到第一计算机的不同的第二计算机[或微控制器，例如地面控制单元]中。在后一种情况下，第二计算机可以进一步向第一计算机提供程序指令以供执行。术语“存储设备”还可以包括两个或更多个存储设备，它们可以驻留在不同的位置，例如在通过网络连接的不同计算机中。

如本文所用，术语“包括”及其派生词旨在作为开放式术语，其指定所述特征、元件、部件、组、整体和/或步骤的存在，但不排除存在其他未陈述的特征、元件、部件、组、整体和/或步骤。前述内容也适用于具有类似含义的词语，例如术语“包含”、“具有”及其派生词。

术语“一”、“一个”和“该”在此不表示数量的限制，并且应被解释为涵盖单数和复数，除非在此另有说明或者与上下文明显矛盾。这里使用的后缀“(多个)”旨在包括它所修饰的术语的单数和复数，从而包括一个或多个该术语(例如堆叠(多个)包括一个或多个堆叠)。在整个说明书中提到“一个示例性实施方式”、“另一个示例性实施方式”、“一示例性实施方式”等，当出现时，意味着结合该示例性实施方式描述的特定元素(例如特征、结构和/或特性)被包括在这里描述的至少一个示例性实施方式中，并且可以出现或不出现在其他示例性实施方式中。此外，应当理解，在各种示例性实施方式中，所描述的元件可以任何合适的方式组合。

除非特别声明，否则从讨论中显而易见的是，应该理解，在整个说明书讨论中，使用诸如“处理”、“加载”、“通信”、“检测”、“计算”、“确定”、“分析”、“应用”等术语，指的是计算机或计算系统或类似电子计算设备的操作和/或过程，其操纵和/或转换表示为物理表现形式的数据。

为了本发明的目的，方向或位置术语，例如“顶”、“底”、“上”、“下”、“侧”、“前”、“前部”、“向前”、“后”、“后部”、“向后”、“背”、“尾”、“上方”、“下方”、“左”、“右”、“水平”、“垂直”、“向上”、“向下”、“外”、“内”、“外部”、“内部”、“中间”等仅仅是为了方便描述本发明的各种实施例。例如，图1-6所示的实施例的方向可以颠倒或翻转，在任何方向旋转90度等。

因此，在示例性实施方式中，这里提供了一种配置用于垂直起飞和着陆(VTOL)的无人驾驶飞行器(UAV)系统，包括：飞行器，该飞行器包括：一对细长弓形传动系构件，每个具有底端和顶端，并且每个限定底部拐点、中间拐点和顶部拐点；机身；限定纵向轴线的结构构件，该结构构件具有上表面和底表面，一对侧向端部从机身侧向延伸，并在每个侧向端部处联接到每个细长弓形传动系构件；一对第二翼，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件并从其侧向延伸；后水平倒置翼型件，具有顶面和横跨该对细长弓形传动系构件之间的间隙的底面，侧向端部在顶部拐点处联接到该对细长弓形传动系构件；以及可选地，稳定横杆，具有在底部拐点处联接到相应细长弓形传动系构件的一对侧向端部，其中每个细长传动系构件还包括从底部拐点向顶部延伸的第一VTOL旋翼和在中间拐点和顶部拐点之间从细长弓形传动系构件向底部延伸的第二VTOL旋翼，其中，(i)每个细长弓形传动系构件还包括从中间拐点延伸至顶部拐点的背侧垂直稳定器，以及设置在顶部拐点和顶端之间的腹侧水平稳定器，(ii)还包括从中间拐点向底部延伸的支撑构件，可操作以形成水平基面，其中，(iii)第一VTOL旋翼和第二VTOL旋翼各自以偏离垂直方向的预定偏转角从细长弓形传动系构件延伸，并且其中第二VTOL旋翼以大于第一VTOL旋翼的偏转角的偏转角从细长弓形传动系构件延伸，其中，(iv)结构构件还限定中心区域和远离中心区域逐渐变细(换句话说，距离越远越窄)的一对侧部，其中，(v)中心区域的上表面还限定前部和后部，该后部还限定开口，其中，(vi)机身包括：底部敞开覆盖构件；以及座舱(两者都形成机舱)，(vii)底部敞开覆盖构件包括鼻部、遮篷部和背部，它们共同限定唇缘，并且其中，唇缘形成开口，该开口的大小适合于容纳底部敞开覆盖构件和座舱之间的结构构件，(viii)座舱包括：后部敞开尾部，形成可操作以容纳动力单元的隔室；顶部敞开前部，形成有效载荷室，尾部通过舱壁与前部分开，并且其中，(ix)后水平倒置翼具有负攻角，在-1°和-5°之间。

在另一示例性实施方式中，这里提供了一种自主VTOL UAV，包括：第一自动驾驶模块，收发(换句话说，可操作以发送和接收)UAV旋翼控制信号；接收固定翼控制信号的第二自动驾驶模块；积分器模块；以及与第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块和积分器模块通信的机载中央处理模块(CPM),该CPM包括至少一个处理器，并且还与其上存储有一组可执行指令的非暂时性存储器设备通信，该指令配置成当被执行时使至少一个处理器自动：收发旋翼控制信号；接收固定翼控制信号；使用积分器模块计算应用于VTOL UAV的控制信号；以及将所述计算的控制信号应用于所述VTOL UAV旋翼控制，其中(x)VTOL UAV包括：一对细长弓形传动系构件，每个具有底端和顶端，并且每个限定底部拐点、中间拐点和顶部拐点；机身；限定纵向轴线的结构构件，该结构构件具有上表面和底表面，一对侧向端部从机身侧向延伸，并在每个侧向端部处联接到每个细长弓形传动系构件；一对第二翼，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件并从其侧向延伸，每个第二翼还可操作地联接到结构构件；后水平倒置翼型件，具有顶面和横跨该对细长弓形传动系构件之间的间隙的底面，侧向端部在顶部拐点处联接到该对细长弓形传动系构件，其中结构构件、一对第二翼和后水平倒置翼型件形成固定翼，其中固定翼可操作以传输多个控制信号；以及可选地，稳定横杆，具有在底部拐点处联接到相应细长弓形传动系构件的一对侧向端部，其中每个细长传动系构件还包括从底部拐点向顶部延伸的第一VTOL旋翼和在中间拐点和顶部拐点之间从细长弓形传动系构件向底部延伸的第二VTOL旋翼，第一和第二旋翼可操作以收发多个旋翼控制信号，其中，(xi)每个细长弓形传动系构件还(可选地)包括从中间拐点延伸至所述顶部拐点的背侧垂直稳定器，以及(可选地)设置在顶部拐点和顶端之间的腹侧水平稳定器，(xii)以及从中间拐点向底部延伸的支撑构件，可操作以形成水平基(尾)面，其中，(xiii)第一VTOL旋翼和第二VTOL旋翼各自以偏离垂直方向的预定偏转角从细长弓形传动系构件延伸，并且其中第二VTOL旋翼以比第一VTOL旋翼更大的角度从细长弓形传动系构件延伸，并且其中，多个旋翼控制信号包括以下中的至少一个：压力、温度、地速、每分钟转数(RPM)和高度，其中，(xiv)结构构件还限定中心区域和远离中心区域逐渐变细的一对侧向区域；中心区域的上表面还限定前部和后部，该后部还限定开口；多个固定翼控制信号包括以下中的至少一个：压力、温度、固定翼上方的风速、俯仰角、滚转角和偏航角，其中，(xv)机身包括：底部敞开覆盖构件；以及座舱，(xvi)底部敞开覆盖构件包括鼻部、遮篷部和背部，它们共同限定唇缘，并且其中，唇缘形成开口，该开口的大小适合于容纳底部敞开覆盖构件和座舱之间的结构构件，(xvii)座舱包括：后部敞开尾部，形成可操作以容纳动力单元的隔室，该隔室具有上甲板表面；自动驾驶元件，包括第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块、积分器模块、通信模块和导航模块；以及顶部敞开前部，形成有效载荷室，尾部通过舱壁与前部分开，并且其中，(xviii)后水平倒置翼型件具有负攻角，在-1°和-5°之间。

虽然已经参照本发明的具体示例性实施方式详细描述了本发明，但对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以进行各种改变和修改是显而易见的。因此，本公开旨在覆盖本发明的修改和变化，只要它们落入所附权利要求及其等同物的范围内。

Claims

1.一种配置用于垂直起飞和着陆(VTOL)的无人驾驶飞行器(UAV)系统，包括：飞行器，该飞行器包括：

a.一对细长弓形传动系构件，每个具有底端和顶端，并且每个限定底部拐点、中间拐点和顶部拐点；

b.机身；

c.限定纵向轴线的结构构件，该结构构件具有上表面和底表面，一对侧向端部从机身侧向延伸，并在每个侧向端部处联接到每个细长弓形传动系构件；

d.一对第二翼，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件并从其侧向延伸；

e.后水平倒置翼型件，具有顶面和横跨该对细长弓形传动系构件之间的间隙的底面，侧向端部在顶部拐点处联接到该对细长弓形传动系构件；以及

f.可选地，稳定横杆，具有在底部拐点处联接到相应细长弓形传动系构件的一对侧向端部，其中每个细长传动系构件还包括从底部拐点向顶部延伸的第一VTOL旋翼和在中间拐点和顶部拐点之间从细长弓形传动系构件向底部延伸的第二VTOL旋翼。

2.根据权利要求1所述的UAV系统，其中，每个细长弓形传动系构件还包括从所述中间拐点延伸至所述顶部拐点的背侧垂直稳定器，以及设置在顶部拐点和顶端之间的腹侧水平稳定器。

3.根据权利要求2所述的UAV，其中，每个细长弓形传动系构件还包括从所述中间拐点向底部延伸的支撑构件，可操作以形成水平基面。

4.根据权利要求3所述的UAV，其中，所述第一VTOL旋翼和第二VTOL旋翼各自以偏离垂直方向的预定偏转角从所述细长弓形传动系构件延伸，并且其中第二VTOL旋翼以大于第一VTOL旋翼的偏转角的偏转角从细长弓形传动系构件延伸。

5.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述结构构件还限定中心区域和远离中心区域逐渐变细的一对侧部。

6.根据权利要求5所述的UAV，其中，所述中心区域的上表面还限定前部和后部，该后部还限定开口。

7.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述机身包括：

a.底部敞开覆盖构件；以及

b.座舱。

8.根据权利要求7所述的UAV，其中，所述底部敞开覆盖构件包括鼻部、遮篷部和背部，它们共同限定唇缘，并且其中，唇缘形成开口，该开口的大小适合于容纳底部敞开覆盖构件和座舱之间的结构构件。

9.根据权利要求8所述的UAV，其中，所述座舱包括：

a.后部敞开尾部，形成可操作以容纳动力单元的隔室；

b.顶部敞开前部，形成有效载荷室，尾部通过舱壁与前部分开。

10.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述后水平倒置翼型件具有负攻角，在-1°和-5°之间。

11.一种自主VTOL UAV，包括：

a.第一自动驾驶模块，其收发UAV旋翼控制信号；

b.第二自动驾驶模块，其接收固定翼控制信号；

c.积分器模块；以及

d.机载中央处理模块(CPM)，其与第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块和积分器模块通信，CPM包括至少一个处理器，并且还与其上存储有一组可执行指令的非暂时性存储器设备通信，指令配置为当被执行时使至少一个处理器自动：

i.收发旋翼控制信号；

ii.接收固定翼控制信号；

iii.使用积分器模块计算应用于VTOL UAV的控制信号；并且

iv.将所述计算的控制信号应用于所述VTOL UAV旋翼控制。

12.根据权利要求11所述的自主VTOL UAV，其中，所述VTOL UAV包括：

b.机身；

d.一对第二翼，可操作地联接到每个细长弓形传动系构件并从其侧向延伸，每个第二翼还可操作地联接到结构构件；

e.后水平倒置翼型件，具有顶面和横跨该对细长弓形传动系构件之间的间隙的底面，侧向端部在顶部拐点处联接到该对细长弓形传动系构件，其中结构构件、一对第二翼和后水平倒置翼型件形成固定翼，其中固定翼可操作以传输多个控制信号；以及

f.可选地，稳定横杆，具有在底部拐点处联接到相应细长弓形传动系构件的一对侧向端部，其中每个细长传动系构件还包括从底部拐点向顶部延伸的第一VTOL旋翼和在中间拐点和顶部拐点之间从细长弓形传动系构件向底部延伸的第二VTOL旋翼，第一和第二旋翼可操作以收发多个旋翼控制信号。

13.根据权利要求12所述的自主VTOL UAV系统，其中，每个细长弓形传动系构件还包括从所述中间拐点延伸至所述顶部拐点的背侧垂直稳定器，以及设置在顶部拐点和顶端之间的腹侧水平稳定器。

14.根据权利要求13所述的自主VTOL UAV系统，其中，每个细长弓形传动系构件还包括从所述中间拐点向底部延伸的支撑构件，可操作以形成水平基面。

15.根据权利要求14所述的自主VTOL UAV系统，其中，所述第一VTOL旋翼和第二VTOL旋翼各自以偏离垂直方向的预定偏转角从所述细长弓形传动系构件延伸，并且其中第二VTOL旋翼以比第一VTOL旋翼更大的角度从细长弓形传动系构件延伸，并且其中，多个旋翼控制信号包括以下中的至少一个：压力、温度、地速、每分钟转数(RPM)和高度。

16.根据权利要求12所述的自主VTOL UAV系统，其中：

a.所述结构构件还限定中心区域和远离中心区域逐渐变细的一对侧向区域；

b.中心区域的上表面还限定前部和后部，该后部还限定开口；

c.多个固定翼控制信号包括以下中的至少一个：压力、温度、固定翼上方的风速、俯仰角、滚转角和偏航角。

17.根据权利要求12所述的UAV，其中，所述机身包括：

a.底部敞开覆盖构件；以及

b.座舱。

18.根据权利要求17所述的UAV，其中，所述底部敞开覆盖构件包括鼻部、遮篷部和背部，它们共同限定唇缘，并且其中，唇缘形成开口，该开口的大小适合于容纳底部敞开覆盖构件和座舱之间的结构构件。

19.根据权利要求18所述的UAV，其中，所述座舱包括：

a.后部敞开尾部，形成可操作以容纳动力单元的隔室，该隔室具有上甲板表面；

b.自动驾驶元件，包括第一自动驾驶模块、第二自动驾驶模块、积分器模块、通信模块和导航模块；以及

c.顶部敞开前部，形成有效载荷室，尾部通过舱壁与前部分开。

20.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述后水平倒置翼型件具有负攻角，在-1°和-5°之间。